• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.336-339
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• 2011

추력기의 개발단계에 있어 시험평가에 필요한 연소시험설비는 가장 중요한 인프라자원 중의 하나이다. 지난 3년여의 기간동안, 한국항공우주연구원과 (주)한화는 최대 200N 레벨까지 시험평가를 수행할 수 있는 진공시험설비를 설계 및 구축 완료하였다. 시험설비는 우주환경을 모사할 수 있는 진공시스템, 연료를 공급해주기 위한 시스템, 데이터 계측 및 제어시스템 등으로 구성된다. 이러한 시험설비의 최종목표는 위성용 추력기뿐만 아니라 발사체 및 달탐사선에 적용가능한 중대형급 추력기를 개발 및 시험평가하기 위함이며 본 논문에 이에 대한 세부내용 및 시험결과를 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권6호
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• pp.1-10
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• 2019

노즐 내 파동은 노즐목을 빠져나가는 유동의 공력음향학적인 효과로 인해 연소불안정을 감쇠시키는 주요 요소 중 하나로 알려져 있다. 이와 같은 효과는 노즐 어드미턴스라는 지표를 통해 정량적으로 평가가 가능하다. 본 연구에서는 현재까지 로켓 연소불안정 억제에 가장 효과적인 노즐감쇠(nozzle damping)와 연계된 노즐 어드미턴스를 구하는 여러 기법을 소개한다. 이중, 가장 널리 알려진 1차원 선형 오일러 방정식을 도입하여 노즐의 주 설계 변수에 따른 노즐 어드미턴스의 경향을 분석하였다. 분석 결과, 노즐 수축부 길이가 짧아질수록 축방향 노즐 어드미턴스의 값이 낮게 나타나는 주파수 영역대가 확장되므로 짧은 노즐일수록 주파수 의존성을 줄인다는 기존 이론을 검증하였다. 또한, 짧은 노즐 이론을 통한 어드미턴스 예측은 1차 접선방향 압력 섭동에는 적합하지 않음을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.96-103
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• 2005

위성발사체는 인공위성을 정해진 궤도에 정확하게 투입하는 것이 주 목적이며, 이를 위해서는 발사체의 최종 속도와 질량을 미리 설정된 값과 일치시켜 주어야 한다. 위성발사체에 주로 사용되는 액체로켓엔진의 경우 이를 위해 추력제어시스템(TCS) 및 추진제소진시스템(TDS)을 이용하며, 이는 액체로켓엔진에 장착된 제어밸브를 통해 추진제 유량을 제어함으로써 추력 및 혼합비를 제어하는 시스템이다. 본 연구에서는 액체로켓엔진을 설계점에서 안정적으로 운용하기 위해, 추력 및 혼합비 제어밸브의 제어특성을 PID 제어로직을 통해 분석하였다. 우선 상용프로그램인 AMESim을 통해 제어벨브의 제어특성을 이론적으로 분석하고, 이를 바탕으로 한국항공우주연구원(KARI)에 설치된 제어밸브시험설비를 통해 얻은 제어밸브의 제어특성과 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.133-144
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• 2005

기존 발사체 시스템의 성능을 향상시키는 방법의 하나로 액체산소와 액체수소와 같은 극저온 추진제를 고밀도화하는 기술이 최근 활발히 개발되고 있다. 극저온 추진제 고밀도화를 통하여 발사체에서 추진제의 질량분율을 높임으로 보다 큰 유상하중을 괘도에 진입시킬 수 있다. 본 논문에서는 극저온 추진제 고밀도화의 원리 및 최근 기술동향을 소개한다. 주로 액체산소의 고밀도화에 초점을 맞추어 여러 고밀도화 방법들에 대해서 소개하였다. 고밀도화된 극저온 추진제를 탑재한 발사체의 엔진 및 발사체 전체 성능해석 결과를 통하여, 발사체 시스템의 성능 향상을 정량적으로 소개하였다 또한 향후 극저온 추진제 고밀도화 기술의 국내 위성발사체 적용을 위한 방안을 간략히 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.590-593
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• 2010

추진제를 추진제 탱크에 충전하는 과정은 발사 준비 과정에서 중요한 역할을 하며, 추진제 충전량의 정확도는 발사체 전체 무게와 관련되어 있다. 발사체에 사용되는 추진제 중에는 액체산소와 같은 극저온 추진제도 사용되며, 극저온 추진제는 탱크 내의 환경에 따라 쉽게 액상에서 기상으로 변화된다. 따라서 추진제 탱크 내의 추진제 표면 주위에서 추진제 수위를 판별할 수 있는 액상과 기상의 경계면을 명확하게 파악 할 수 있는 수위 측정시스템이 필요하다. 본 연구에서는 정전용량형 3전극 원리를 이용한 측정시스템의 제작과정과 예비시험을 통하여 액체의 높이가 변화할 때 전기신호가 변화되는 것을 확인하였다. 시험 결과로부터 물의 높이 변화에 비례하게 전압이 선형적으로 증감하는 경향을 파악하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.1-7
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• 2017

내탄도 모델 및 CFD 해석을 통해 MEMS 고체 추진제 추력기의 성능을 예측하고 분석하였다. 노즐목 지름이 $416{\mu}m$, 면적비가 1.85인 추력기의 내탄도 모델 해석 결과, 챔버 압력은 최대 197 bar까지 상승하였으며, 최대 추력은 3,836 mN이었다. CFD 해석에 내탄도 모델의 챔버 압력을 작동압력으로 적용하였으며, 해석 모델을 단열 모델과 열손실 모델로 구분하여 해석을 진행하였다. 해석 결과 점성 효과만이 고려된 단열 모델의 최대 추력은 내탄도 모델에 비해 14.92% 낮았으며, 짧은 작동 시간으로 인하여 열손실에 의한 추력 손실은 매우 작게 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.605-610
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• 2004

Solid propellants allow thrusters to be light-weight, com-pact and robust because they require neither tank nor valve, Moreover, the solid propellant will not leak, spill or slosh. Consequently, the solid propellant thruster is one of the potential candidates for the microthruster. On the other hand, the control of the solid propellant combustion is difficult, since the conventional solid propellant continues to bum until all the stored propellant is consumed. Although particular devices like thrust reverser were designed to control the combustion, these devices were rarely used in the practical rocket motors. These devices rise thruster weight as well as complicate the thruster operation. In this study, a solid propellant microthruster using laser sustained combustion was designed in order to develop a high-efficiency microthruster overcoming the previously-mentioned difficulty. This designed thruster has semiconductor lasers and non-self-combustible solid propellants in addition to the conventional solid propellant thruster. In this designed thruster, the semiconductor laser controls the combustion of the non-self-combustible solid propellant. In order to demonstrate that the solid propellant combustion is controllable with laser, some non-self-combustible solid propellants were irradiated with the laser at a back-pressure of about 1㎪. A 40-W class Neodymium Yttrium Aluminum Garnet (ND:YAG) laser was used as a tentative alternate to the semiconductor laser. This experiment has shown that the solid propellant combustion was controllable with 10- W class laser irradiation.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.59-66
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• 2013

액체질소와 기체아르곤을 이용해 단일 제트와 동축 제트의 아임계 및 초임계 분무 특성을 관찰하였다. 분무의 가시화에는 shadowgraph 기법이 사용되었으며, 실험결과 분석을 위해 밀도구배강도 이미지가 사용되었다. 아임계 조건에서는 단일제트에 비해 동축제트가 제트 계면의 굴곡이 더 심해짐을 알 수 있었다. 초임계 조건에서는 동축제트의 초임계 질소가 단일제트에 비해 빠르게 확산되는 것을 확인하였다. 평균 이미지에서 제트 축방향 거리에 따른 제트 직경을 도출하였으며 초임계 조건에서는 동축 분무의 제트 직경이 더 빠르게 감소하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.26-29
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• 2017

한국형발사체를 독자개발하기 위한 연구개발이 한국항공우주연구원을 중심으로 2010년 이후 수행 중에 있다. 발사대 장비 중 발사체고정장치는 발사체를 발사패드 위에 수직으로 기립시킨 후 발사체 하부를 고정하여 풍하중 등 외부 하중으로부터 발사체를 견고하게 고정하는 장치로, 발사체 1단 엔진 점화 후 발생된 추력이 발사체의 이륙중량을 초과되어 이륙이 시작하는 발사초기에 다른 지상장비들과 마찬가지로 발사체 이륙에 간섭이 되지 않도록 고정장치를 빠르게 해제 하여야 한다. 파이로밸브는 발사체고정장치를 구성하는 핵심 구성품의 하나로 발사체 단분리 장치 및 위성 분리장치 등에도 적용하는 유사기능부품으로 높은 신뢰도과 빠른 응답특성을 가져야 한다. 본 논문내용을 통해 발사체고정장치용 파이로밸브 개발과정과 한국형발사체에 대한 전반적인 이해의 폭을 넓히고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.79-87
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• 2017

한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험 설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다. 현재 엔진 형상의 TDM1 모델 조립과 연소시험을 위한 준비과정이 진행 중이다.